 |
Введение. Основные понятия и определения.
|
|
|
|
ОБЩИЕ ЗНАНИЯ
(Воздушные суда и основные принципы полет)
(Конспект лекций)
Киев - 2011
В настоящем конспекте лекций в сжатой и доступной форме освещены основные понятия и положения аэродинамики и динамики полета воздушных судов, рассмотрены физические и эксплуатационные факторы, обуславливающие безопасное выполнение полетов на различных этапах. Рассмотрены классификация ВС и авиадвигателей ГА, влияние на их показатели эксплуатационных и внешних факторов.
Конспект составил преподаватель НСЦ Сисмеев И.И.
СОДЕРЖАНИЕ
ВВЕДЕНИЕ. ОСНОВНЫЕ ПОНЯТИЯ И ОПРЕДЕЛЕНИЯ. 5
ГЛАВА I. ПОЛНАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СИЛА, ЕЕ СОСТАВЛЯЮЩИЕ И КОЭФФИЦИЕНТЫ.
1.1. Полная аэродинамическая сила 13
1.2. Аэродинамические силы, действующие на воздушное судно в полете 15
1.3. Подъемная сила и ее коэффициенты 16
1.4. Лобовое сопротивление и его коэффициенты 18
1.5. Аэродинамическое качество 19
ГЛАВА II. УСТАНОВИВШИЙСЯ ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ.
2.1.Схема сил и моментов, действующих на воздушное судно в установившемся
горизонтальном полете 21 2.2. Характерные скорости горизонтального полета 21
2.3. Диапазон высот и скоростей установившегося горизонтального полета 24
2.4. Вираж 24
ГЛАВА III. УСТАНОВИВШИЕСЯ НАБОР ВЫСОТЫ И СНИЖЕНИЕ.
3.1. Схема сил и моментов, действующих на самолет в установившемся наборе высоты 27
3.2. Потолок полета самолета. Полет по потолкам. 28
3.3.Установившееся снижение (планирование). Дальность снижения. 31
ГЛАВА IV. ДАЛЬНОСТЬ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА.
4.1. Продолжительности полета 33
4.2. Дальность полета 33
4.3. Расход топлива при маневрировании 35
4.4. Расчет дальности и продолжительности полета 35
|
|
|
4.5. Зависимость дальности и продолжительности полета от внешних и эксплуатационных
факторов 36
ГЛАВА V. ВЗЛЕТ САМОЛЕТА.
5.1.Две фазы разбега самолета при взлете. 37
5.2.Длина разбега и взлетная дистанция, их зависимость от эксплуатационных факторов. 38
ГЛАВА VI. ПОСАДКА САМОЛЕТА
6.1. Основные элементы посадки самолета и их расчет. 39
6.2. Влияние эксплуатационных факторов на элементы посадки. 41
ГЛАВА VII. ОСОБЫЕ СЛУЧАИ В ПОЛЕТЕ
7.1. Особые случаи в полете, возникающие по причине превышения установ-
ленных ограничений. 41
7.2. Особые случаи в полете, возникающие по причине внешних физических и эксплуа-
тационных факторов. 48
ГЛАВА VIII. ВОЗДУШНЫЕ СУДА И ДВИГАТЕЛИ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ 50
8.1. Воздушное судно, их классификация и краткая характеристика 50
8.2.Авиационные двигатели, их классификация и краткая характеристика 53
8.3. Турбореактивные двигатели 56
8.4. Турбовинтовые двигатели 59
8.5. Влияние внешних и эксплуатационных факторов на ЛТХ ВС 60
ЛИТЕРАТУРА 62
КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ 63
ВВЕДЕНИЕ. ОСНОВНЫЕ ПОНЯТИЯ И ОПРЕДЕЛЕНИЯ.
Изучение материала, предлагаемого в данном конспекте лекций целесообразно начать с рассмотрения основных понятий и определений аэродинамики и динамики полета, для того чтобы в дальнейшем на их основе можно было легче усвоить содержание изучаемого курса.
Каковы же эти понятия и определения?
Аэродинамика – наука о законах движения воздуха (других газов) и о механическом взаимодействии между воздушным потоком и телом, находящимся в нем.
Основная задача аэродинамики состоит в определении сил и моментов, действующих на самолет и его части со стороны воздушного потока в тех или иных условиях полета. Эти силы возникают в результате того, что части летящего ВС определенным образом воздействуют на воздух, изменяя параметры, характеризующие его состояние и движение.
|
|
|
Динамика полета – наука о законах движения летательных аппаратов.
Основной задачей динамики полетов является:
-Выявление законов движения ЛА под действием заданной системы сил и моментов (или определение сил и моментов, необходимых для реализации заданного закона движения)
-Определение закона движения летательного аппарата, обеспечивающего реализацию экстремального значения какого-либо заданного параметра (максимальной дальности, продолжительности, высоты полета и Т.Д.).
Воздушный поток. В аэродинамике под воздушным потоком принято называть воздушную массу, движущуюся относительно какого-либо, помещенного в нее тела. По своим размерам поток может быть ограниченный (поток в аэродинамической трубе) и неограниченный (поток, обтекающий ЛА в полете), по характеру движения струек тока воздушный поток бывает – ламинарный (струйки движутся без перемешивания и завихрений) и турбулентный (струйки тока перемешиваются и постоянно возникают завихрения), по скорости протекания воздушной массы – дозвуковой ( скорость движущейся воздушной массы менее скорости звука в таких же окружающих условиях), сверхзвуковой ( скорость больше скорости звука) и смешанный ( поток в котором имеют место как дозвуковые, так и сверхзвуковые зоны).
Воздух, как и возникающий при его движении воздушный поток, являясь материальной субстанцией, обладает целым рядом физических свойств: механических, оптических, термодинамических, электромагнитных и других. Из перечисленного ряда свойств при прохождении данного курса нас будут интересовать только механические свойства.
Механические свойства воздуха:
а) инертность – свойство воздушных частиц сохранять свое состояние покоя или прямолинейного равномерного движения, т.е. сопротивляться изменению скорости. Мерой проявления инертности воздуха является его массовая плотность ρ (количество воздуха в единице объема). Массовая плотность воздуха у земли в “стандартных условиях” равна ρ =0,1225 кг.м2/сек4. С увеличением высоты плотность уменьшается, и ее величина по высотам составляет: на 1000 м – 0,1134 кг.м2/сек4, на 5000м - 0,0751, на 10000м – 0,0421, на 15000м – 0,0197, на 20000м – 0,0090.
б) сжимаемость – свойство воздуха изменять свою плотность при изменении окружающего давления. Мерой сжимаемости является увеличение/уменьшение плотности. Сжимаемость обратно-пропорциональна скорости потока. С увеличением скорости потока воздух в нем становится более упругим, больше сопротивляется сжатию.
|
|
|
в ) вязкость – свойство воздуха сопротивляться сдвигу одних слоев относительно других, соседних с ними. Мерой проявления вязкости является возникновение сил внутреннего трения между соседними слоями при их движении
г) абсолютное давление – сила P [кг/см²] с которой воздух атмосферы давит на 1см² площади поверхности по нормали к ней. Оно измеряется по отношению к пустоте.За единицу абсолютного давления воздуха принимают давление равное 1,0332 кг/см² или 760 мм. рт.ст. По закону Паскаля воздух атмосферы своим весом давит на тело со всех сторон с одинаковой силой. С увеличением высоты, величина атмосферного давления уменьшается.
Скоростной напор - q [кг/м²] - показатель кинетической энергии, которой обладает движущаяся воздушная масса. Мерой проявления скоростного напора является то давление, которое оказывает воздушный поток на обтекаемое им тело.
q = ρv2 /2
При движении воздуха, в воздушном потоке проявляются взаимосвязь его параметров скорости и давления, описанная уравнением Бернулли.
Р+ρV²/2= const.
Рассмотрим, что происходит с параметрами давления и скорости дозвукового воздушного потока при его протекании в сужающемся канале аэродинамической трубы. При этом считаем, что воздух в потоке несжимаем (что характерно для малых дозвуковых скоростей полета, менее М= 0,5-0,6) и что при проведении данного опыта выполняются положения основных законов механики о сохранении количества вещества и сохранении количества энергии·.(Рис.1)
 |
Рис. 1
Допустим, что между сечениями 1-1 / 2-2 находится неподвижный воздух с объемом равным Ũ, массой равной Ũ×ρ и имеющий полную энергию Р, равную атмосферному давлению. Начинаем разгонять поток до скорости V, которую он достигнет между сечениями 3-3 / 4-4, при этом его полная энергия будет равна Р + ρV 1 ²/2, где ρV 1 ²/2 – кинетическая составляющая полной энергии - скоростной напор. При дальнейшем движении поток поступает в сужающийся канал. Для того чтобы при протекании им сужающегося канала в сечениях 5-5 / 6-6 не было “закупорки или переполнения” и этот объем воздуха прошел сечение 5-5 / 6-6 за такое же время за какое он проходил сечение 3-3/4-4 необходимо увеличить скорость его протекания до некоторой скорости V 2. При этом кинетическая компонента полной энергии потока в сечении 5-5/6-6 возрастет до значения ρV 2 ²/2,которое больше величины кинетической энергии ρV 1 ²/2 в сечениях 3-3/4-4. Так как дополнительная энергия со стороны не подводится, а значения величины полной энергии в сечениях 5-5/6-6 и 3-3/4-4 должны быть равны, то такое равенство может быть достигнуто только при условии, что статическое давление в сечении 5-5/6-6 должно уменьшиться на такую величину, на какую в этом же сечении возросла кинетическая компонента (скоростной напор)
|
|
|
Таким образом можно сделать вывод что: При протекание дозвукового воздушного потока через сужающийся канал, в этом потоке происходит увеличение скорости и уменьшение давления. В расширяющемся канале скорость такого потока уменьшается, а давление - возрастает.
Противоположное явление происходит со сверхзвуковым потоком. В сужающемся канале он тормозится, а в расширяющемся разгоняется. Дозвуковой поток может быть разогнан до сверхзвуковой скорости в сужающе-расширяющемся сопле (сопло Лаваля), при этом скорости звука поток достигнет в” горле”, где возникает трансзвуковая зона и возникнет скачек уплотнения.
На практике же с увеличением скорости полета более 0,5-0,6 М начинает проявляться такое свойство воздуха как сжимаемость и увеличение его плотности. При одном и том же относительном изменении скорости изменение плотности будет тем больше, чем выше число М. Таким образом, число М полета является критерием оценки проявления сжимаемости воздуха в полете.
Скорость звука – α [ м/ceк]скорость распространения в воздушной среде небольших изменений давления и плотности воздуха. В стандартных условиях у земли скорость звука равна
α = 340,28 м/сек или 1225 км/час
Скорость распространения звука в воздушной среде зависит от состава этой среды и абсолютной температуры по Кельвину
α = 20 √Т° К где 0° К = -273°С
Так как с увеличением высоты температура воздуха понижается, то пропорционально ей уменьшается и скорость звука, величина которой составляет: на высоте 1000 м – 336,4м/сек, на 5000м – 320,5, на 10000м – 299,4, на 15000м 295,0, на 20000м – 295,0м/сек.
|
|
|
Число Маха – М – безразмерная величина равная отношению скорости движения воздушного потока к скорости звука в том же месте.
Полетное число М – вычисленное значение соотношения скорости полета к скорости звука в невозмущенном потоке на той же высоте.
(Для любознательных)
При выполнении полетов по международным воздушным трассам, для формирования потоков задаются скоростью полета не в км/час или узлах, а в полетных числах М. Это делается для того чтобы привести скорости полета ВС различных государств к единой системе измерения, так как полетное число М является величиной безразмерной и не требуется производить перерасчет скорости в км/час, в узлы и обратно.
Местное число М – число М в различных точках потока, обтекающего самолет в реальном полете. Оно может быть больше или меньше полетного числа М, с которым в данный момент летит ВС.
Ударная волна – волна уплотнения воздуха, создаваемая быстрым движением твердого тела (или взрывом), во фронте которой наблюдается скачкообразное приращение плотности, давления и температуры. (Рис.2) Фронт ударной волны распространяется в неподвижном воздухе со сверхзвуковой скоростью в сторону наименьшего давления, в направлении нормальном к своей поверхности
 |  | ||
. Рис.2 Рис.3
(Для любознательных)
Самолет, выполняющий полет на сверхзвуковой скорости является тем самым “быстро движущимся твердым телом” создающим ударную волну, фронт которой в форме конуса “тянется за ним” (Рис.3). В момент прохождения фронта ударной волны через наблюдателя, находящегося на земле, последний слышит “ взрыв “о котором говорят, что это самолет “перешел звуковой барьер”. Такое выражение - некорректно, так как сам по себе звуковой барьер не существует. Ударную волну создает самолет в момент достижения им скорости полета равной и более скорости звука. Ударная волна в форме конуса постоянно “ прикреплена к самолету “ и следует за ним при выполнении полета на числах М ≥1. Угол φ вершины конуса (конус Маха) зависит от скорости (числа М) полета. Ударная волна“ исчезает “ при уменьшении скорости полета менее М=1.
Sin φ = 1/M
.Чем больше скорость (число М) полета тем позже наблюдатель услышит звук от пролетевшего над ним самолета и тем интенсивнее будет “ сила взрыва “ (Рис.4)
 |
Рис.4
Скачок уплотнения – это слабое возмущение (слабая ударная волна), фронт которого сохраняет неизменное положение относительно тела в процессе всего времени, пока оно обтекается установившимся воздушным потоком (Рис.5) В дозвуковом потоке скачки уплотнения наблюдаться не могут, скачки уплотнения (ударную волну) около тела может удержать только сверхзвуковой поток.. На скачке уплотнения как и на ударной волне происходит скачкообразное увеличение параметров воздуха по давлению, плотности и температуре. С увеличением скорости (числа М) полета скачек уплотнения отклоняется от вертикального положения и это отклонение тем больше чем больше скорость.
Рис.5
Пограничный слой – это часть потока, прилегающая к поверхности тела, обтекаемого воздушной средой(Рис.6). Давление воздуха во всей толщине пограничного слоя принято считать практически одинаковым. В пограничном слое, по его толщине происходит возрастание скорости частиц воздуха от 0 - на поверхности крыла, где молекулы воздуха удерживаются молекулами материала, из которого сделано тело, за счет сил молекулярного сцепления, до скорости равной скорости обтекающего воздушного потока v на внешней границе пограничного слоя.
.
 |
По своему характеру пограничный слой бывает: ламинарный и турбулентный.
 |
Рис.7. Рис.8.
Ламинарный пограничный слой – пограничный слой, в котором отдельные струи движутся параллельно друг другу, не перемешиваясь.(Рис.7)
Турбулентный пограничный слой – пограничный слой, в котором происходит постоянное перемешивание струек воздуха.(Рис.8). Причинами турбулизации пограничного слоя могут служить конструктивные особенности и шероховатости обтекаемой поверхности; - большое по величине разряжение над поверхностью крыла, отрывающее пограничный слой; - разница давлений за скачком уплотнения и перед ним, приводящая к набуханию и отрыву пограничного слоя в зоне перед скачком по причине перемещения воздушной массы в толще пограничного слоя за счет разницы этих давлений. В момент срыва пограничного слоя происходит разрушение скачка уплотнения.
В полете воздушное судно находится в воздушном потоке который, обтекая его создает аэродинамические силы на несущих и рулевых поверхностях.. Обтекание воздушного судна в полете характеризуется внешним потоком (т.е. потоком вне пограничного слоя, в котором происходят изменения параметров его скорости, давления и т.д.) и по характеру движения струек тока воздуха различается как безотрывное (плавное) так и срывное (турбулентное) обтекание. (Рис.9, Рис.10).
 |
Рис. 9 Рис.10
Идеальным является безотрывное обтекание, при котором имеют место минимальные энергетические потери, связанные с перемещением воздушного судна в полете, в то время как при турбулентном обтекании энергетические потери могут достигать значительной величины, для преодоления которых требуется дополнительный расход энергии двигателей самолета.
При безотрывном обтекании упорядоченный внешний поток обтекает самолет по всей его поверхности и отделен от него только пограничным слоем. Энергетические потери при этом минимальны. Крыло благодаря аэродинамической форме своего профиля при определенном угле атаки деформирует воздушный поток, создавая эффект сужающегося или расширяющегося канала, что приводит к изменению местной скорости обтекания и, как следствие, ведет к изменению местного давления у его поверхностей (см. закон Бернулли).
При турбулентном обтекании, поверхность крыла самолета за счет "набухания и подрыва" пограничного слоя лишается плавной картины обтекания и над ней образуются вихри. Отрыв пограничного слоя, приводящий к срыву потока, вызывается интенсивным ростом местного давления по потоку при больших углах атаки и скольжения, неблагоприятными особенностями форм самолета, а так же наличием местных скачков уплотнения.
По скорости движения воздушной массы и числу М в потоке, обтекание различается как дозвуковое, cверхзвуковое и смешанное (Рис.11).
 |
Рис.11.
Дозвуковое обтекание – обтекание, при котором местные скорости потока на поверхности ЛА везде меньше скорости звука.
Смешанное обтекание – обтекание, при котором на поверхности ЛА имеют место зоны как дозвуковых, так и сверхзвуковых скоростей потока. Оно начинается после превышения полетным числом М некоторого критического значения, при котором местные числа М становятся равными или более М=1. Переход от дозвукового к смешанному обтеканию называется волновым кризисом.
Область больших дозвуковых и малых сверхзвуковых скоростей, в которых проявляются особенности смешанного обтекания, называются трансзвуковой областью.
Волновой кризис сопровождается возникновением местных скачков уплотнения, образующих местные сверхзвуковые зоны в потоке, а также приводит к изменению картины распределения давления на профиле крыла, росту сопротивления, падению подъемной силы, тряске, нарушению балансировки, устойчивости, управляемости и даже прочности самолета.
Сверхзвуковое обтекание – обтекание, при котором все местные скорости и скорости невозмущенного потока являются сверхзвуковыми, и оно возможно лишь при условии, что перед самолетом не возникают прямые скачки уплотнения. Для этого аэродинамические контуры самолета должны иметь спереди заостренную форму, а число М полета должно достаточно превосходить М = 1.
При всех рассмотренных выше режимах обтекания, воздух ведет себя как сплошная среда, что характерно для скоростей и высот, используемых при полетах самолетов ГА.
Аэродинамический профиль крыла это - контур сечения аэродинамической поверхности некоторой плоскостью. По своей форме профили бывают симметричными и несимметричными, плоско-выпуклыми, выпукло-вогнутыми, двояковыпуклыми и ромбовидными. Выпуск средств механизации крыла (закрылки, предкрылки, отклоняющиеся носки и щитки) позволяет изменять его профиль и площадь (Рис.12). Наилучшим летным характеристикам каждого из этих профилей соответствует свой определенный диапазон скоростей полета.
 |
Рис.12
Хорда крыла (С) - линия соединяющая наиболее удаленные на профиле крыла точки.
Средняя аэродинамическая хорда (САХ) - расчетная величина равная полусумме длин корневой и концевой хорд крыла. (Рис.13)
 |
Рис.13 Рис.14
Относительная толщина профиля Č отношение максимальной толщины b профиля к длине хорды крыла c (Рис.14).
Угол стреловидности крыла c -угол между линией проходящей по передней кромке крыла (или по ¼ длины хорд профилей крыла) и линией перпендикулярной к продольной оси самолета, лежащей с ней в одной плоскости. Увеличение угла стреловидности крыла (оперения) позволяет значительно увеличить скорость полета, при которой на стреловидном крыле начнет развиваться волновой кризис, по сравнению со скоростью начала развития волнового кризиса на прямом крыле, имеющим такой же точно аэродинамический профили, за счет уменьшения величины составляющей скорости воздушного потока V1, набегающей перпендикулярно к передней кромке крыла (оперения), так как эта составляющая определяет формирование картины обтекания крыла и обуславливает возникновение волнового сопротивления. (Рис.15).
 |
Рис.15
Угол атаки α0 - угол между направлением вектора скорости набегающего потока и хордой крыла (Рис.16). При полете с постоянной скоростью большему углу атаки соответствует большая подъемная сила. Но увеличивать угол атаки, с целью получения большей подъемной, можно только до какой-то определенной величины, которая соответствует критическому углу атаки. Превышение критического угла атаки приводит к резкому падению подъемной силы, вследствие отрыва пограничного слоя и воздушного потока от верхней поверхности крыла, из-за большого разряжения. В этой зоне. Кроме того срыв потока на закритических углах атаки сопровождается энергичным возрастанием силы лобового сопротивления.
 |
Рис.16
Рассмотрев основные понятия и определения аэродинамики, основные режимы обтекания и зная законы взаимодействия потока с помещенным в него крылом мы подошли к рассмотрению механизма возникновения полной аэродинамической силы.
ГЛАВА I
|
|
|
